XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 447 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.8677 0.01465 0.00684 -0.1849 0.6978 0.1039 0.500 0.9221 0.01439 0.00660 -0.1848 0.6899 0.1152 1.000 0.9786 0.01418 0.00636 -0.1850 0.6827 0.1229 1.500 1.0326 0.01394 0.00621 -0.1848 0.6742 0.1310 2.000 1.0856 0.01382 0.00616 -0.1843 0.6644 0.1410 2.500 1.1383 0.01358 0.00621 -0.1839 0.6534 0.2338 3.000 1.1868 0.01239 0.00640 -0.1825 0.6423 1.0000 3.500 1.2380 0.01256 0.00644 -0.1817 0.6302 1.0000 4.000 1.2870 0.01277 0.00658 -0.1805 0.6169 1.0000 4.500 1.3324 0.01303 0.00681 -0.1786 0.6012 1.0000 5.000 1.3788 0.01330 0.00701 -0.1769 0.5854 1.0000 5.500 1.4199 0.01369 0.00740 -0.1743 0.5673 1.0000 6.000 1.4564 0.01413 0.00780 -0.1708 0.5450 1.0000 6.500 1.4793 0.01475 0.00831 -0.1647 0.5157 1.0000 7.000 1.5043 0.01564 0.00911 -0.1594 0.4904 1.0000 7.500 1.5220 0.01698 0.01027 -0.1533 0.4600 1.0000 8.000 1.5416 0.01851 0.01173 -0.1480 0.4342 1.0000 8.500 1.5480 0.02087 0.01390 -0.1413 0.3971 1.0000 9.000 1.5590 0.02337 0.01630 -0.1360 0.3626 1.0000 9.500 1.5547 0.02721 0.01989 -0.1297 0.3015 1.0000 10.000 1.5310 0.03297 0.02523 -0.1223 0.2303 1.0000 10.500 1.5177 0.03843 0.03043 -0.1167 0.1856 1.0000 11.000 1.5193 0.04293 0.03488 -0.1129 0.1593 1.0000 11.500 1.5142 0.04831 0.04006 -0.1092 0.1136 1.0000 12.000 1.4841 0.05647 0.04788 -0.1044 0.0473 1.0000 12.500 1.4786 0.06256 0.05390 -0.1017 0.0251 1.0000 13.500 1.4839 0.07358 0.06510 -0.0980 0.0060 1.0000 14.000 1.4885 0.07907 0.07077 -0.0967 0.0053 1.0000 14.500 1.4923 0.08481 0.07673 -0.0957 0.0050 1.0000 15.000 1.4942 0.09088 0.08302 -0.0950 0.0048 1.0000 15.500 1.4940 0.09735 0.08972 -0.0946 0.0047 1.0000 16.000 1.4927 0.10407 0.09667 -0.0945 0.0046 1.0000 16.500 1.4903 0.11106 0.10388 -0.0949 0.0045 1.0000 17.000 1.4853 0.11856 0.11163 -0.0958 0.0045 1.0000 17.500 1.4810 0.12606 0.11935 -0.0971 0.0045 1.0000 18.000 1.4752 0.13390 0.12745 -0.0990 0.0045 1.0000 18.500 1.4694 0.14188 0.13565 -0.1014 0.0045 1.0000 19.000 1.4639 0.14990 0.14388 -0.1044 0.0045 1.0000 19.500 1.4603 0.15765 0.15182 -0.1076 0.0045 1.0000 20.000 1.4580 0.16523 0.15958 -0.1111 0.0045 1.0000 20.500 1.4583 0.17237 0.16688 -0.1147 0.0045 1.0000 21.000 1.4606 0.17908 0.17374 -0.1183 0.0045 1.0000 21.500 1.4655 0.18527 0.18008 -0.1219 0.0046 1.0000 22.000 1.4716 0.19108 0.18606 -0.1254 0.0046 1.0000 22.500 1.4790 0.19665 0.19178 -0.1290 0.0047 1.0000 23.000 1.4866 0.20212 0.19742 -0.1327 0.0047 1.0000 23.500 1.4940 0.20763 0.20312 -0.1366 0.0048 1.0000 24.000 1.4999 0.21354 0.20925 -0.1410 0.0049 1.0000 24.500 1.5022 0.22034 0.21633 -0.1463 0.0051 1.0000 25.000 1.4996 0.22858 0.22490 -0.1528 0.0053 1.0000 25.500 1.4908 0.23896 0.23564 -0.1613 0.0054 1.0000 26.000 1.4712 0.25345 0.25053 -0.1731 0.0057 1.0000 26.500 1.4351 0.27660 0.27409 -0.1911 0.0061 1.0000